舵面前緣吹氣增升機理

【摘要】本文在分析舵面前緣吹氣產(chǎn)生的近壁區(qū)流場變化的基礎(chǔ)上，提出了舵面前緣吸力峰隨吹氣動量系數(shù)的不斷增大是舵面增升的主要原因；并基于舵面前緣吹氣對主翼流場的影響分析，提出了邊界層能量輸送造成的環(huán)量增大是舵面前緣吹氣能夠使飛機升力整體提升的機理所在，為該技術(shù)的工程應(yīng)用奠定了必要的理論基礎(chǔ)。

【關(guān)鍵詞】飛翼類無人機|舵面前緣吹氣|控制效率

目前，西方飛翼布局飛機的設(shè)計中，仍采用傳統(tǒng)的氣動舵面作為飛機縱、航向控制的主要操縱方式。這種布局方式會帶來一系列問題，由于飛翼布局的操縱舵面距飛機重心較近，舵面操縱力矩的力臂過短限制了操縱能力的提高。更為嚴重的是，大攻角和大舵偏時舵面和翼面上氣流分離的發(fā)生會產(chǎn)生諸如縱向靜穩(wěn)定性差、航向穩(wěn)定性弱等問題，使飛翼的操穩(wěn)性能變壞，所以舵偏角和攻角必須限制在較小的角度內(nèi)變化，而這又使飛機機動性、敏捷性大大降低，并且使飛機的起飛、著陸性能變壞，增加跑道的滑跑距離。

針對上述問題，本文應(yīng)用數(shù)值模擬的方法，研究了舵面前緣吹氣對舵面上表面近壁區(qū)流場以及包括主翼在內(nèi)的全流場的影響，對該控制方法消除分離提高升力的機理進行了研究。

一、計算模型及方法

計算模型為根據(jù)NACA0025翼型修改的二維翼型模型，可分為主翼和舵面兩大部分。吹氣口位于舵面上表面25%弦長處，氣流從吹氣口沿當?shù)氐那芯€方向吹出。具體如圖1所示。

二、計算結(jié)果分析

（一）近壁區(qū)流場影響分析

在舵面吹氣口下游，選擇ABC三個位置，如圖2所示，考察不同吹氣量下，這三個位置上近壁區(qū)域的流場速度分布。

在主翼攻角0°、舵偏20°，來流Re數(shù)為0.8×10⁶時，不同吹氣動量系數(shù)所對應(yīng)近壁區(qū)域流場結(jié)構(gòu)如圖3所示。

在Cμ=0即無吹氣控制時，舵面流場處于完全分離狀態(tài)，從吹氣口至后緣都處于分離區(qū)內(nèi)。在Cμ=0.013時，舵面上大部分區(qū)域恢復(fù)為附著流動，僅在后緣還存在小塊的分離區(qū)。在射流剛由吹氣口射出時，射流的能量比較集中，中央?yún)^(qū)域的流速最大。射流向下游移動，能量被轉(zhuǎn)移到邊界層以及和主流間的剪切帶內(nèi)，還有一部分被摩擦所消耗掉，所以射流的流速逐漸減慢，并且在空間分布上變得更均勻。在Cμ=0.02時，舵面上已經(jīng)完全恢復(fù)為附著流動。前緣吹氣向邊界層內(nèi)注入能量，吹氣動量系數(shù)越大，注入的能量越高，并且能量在從上游到下游的傳遞過程中有衰減，臨近后緣的下游邊界層內(nèi)能量最弱。

圖4給出了不同吹氣動量系數(shù)下近壁空間速度分布云圖。由圖4可見，射流從吹氣口射出后，貼附在壁面上，直接向壁面邊界層內(nèi)注入能量。吹氣動量系數(shù)越大，射流就可以將能量傳遞到更接近后緣的下游區(qū)域，使該區(qū)域的邊界層有足夠的能量克服逆壓梯度消除分離。

（二）前緣吹氣增升機理分析

舵面前緣吹氣消除分離的過程中，由于射流的引射作用，使得鄰近舵面的主流流速加快，尤其是位于吹氣口上游的舵面前緣區(qū)域流速增大明顯，如圖5所示。以吹氣口為分界線，可以將舵面分為前緣部分和后段部分，從圖5中可見，隨著吹氣動量系數(shù)的增大，前緣部分的吸力漸增大，而后段部分所提供的升力基本沒有變化。

圖6將舵面前緣部分和后段部分在Cμ增大過程中所貢獻的升力進行了比較?？梢郧宄吹角熬壣﹄S吹氣動量系數(shù)變化明顯，而后段升力基本不變。

圖7是前緣吹氣不同吹氣動量系數(shù)條件下全翼空間速度分布云圖。隨著吹氣動量系數(shù)的增大，整個主翼上表面氣流流速都有不同程度的提升。圖8給出了前緣吹氣Cμ變化對主翼壓力分布的影響。隨著Cμ的增大，主翼上表面吸力也逐漸增大。主翼升力增大的原因在于，舵面前緣吹氣使全翼翼型的環(huán)量增大了，這樣圍繞主翼的環(huán)量也隨之增大，從而使得主翼所受的升力增大。

三、結(jié)語

對舵面前緣吹氣消除分離及增升的機理進行了研究，得到以下結(jié)論：①在舵面氣流處于完全分離的狀態(tài)下，舵面前緣吹氣直接向舵面附面層內(nèi)注入能量，使得抵抗后緣逆壓梯度防止發(fā)生分離的能力增強了；②前緣吹氣產(chǎn)生的引射作用使吹氣位置上游區(qū)域的舵面氣流流速加快，從而產(chǎn)生吸力峰，并使舵面升力增大，舵面后緣區(qū)域則對升力不產(chǎn)生貢獻。由于環(huán)量的增大，包括主翼在內(nèi)的升力也隨之增大。中國軍轉(zhuǎn)民

參考文獻

[1]Wood R M，Bauer X S.Flying wings/flying fuselages[R]. AIAA-2001-0311 ，2001.

[2]方勇.未來無人化戰(zhàn)爭的引領(lǐng)者——攻擊機X-47B發(fā)展及影響[J].軍事文摘，2015（07）.

[3]周鑄，余勇剛.飛翼布局組合舵面航向控制特性綜合研究[J].航空學報，2020，41（6）.

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（作者簡介：吳鵬，寧夏工商職業(yè)技術(shù)學院電氣與控制工程學院副教授，北京航空航天大學流體力學專業(yè)博士，研究方向為無人機以及新能源裝備的教學與研究）